【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航空航天風洞試驗領域，具體涉及一種增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置。
技術介紹
1、風洞試驗是校核和評估飛行器氣動特性的重要手段，試驗數據的準確性將影響飛行器研制的質量和進度。
2、在進行風洞試驗時，受風洞試驗段尺寸限制，風洞試驗模型一般需要進行等比例縮小，縮小時，應在滿足試驗要求的前提下，盡量增大風洞試驗模型尺寸，大的風洞試驗模型具有明顯的優勢：
3、1.風洞試驗模型尺寸越大，越能夠真實模擬飛行器上的幾何細節和小部件，風洞試驗模型的幾何相似程度越高，越有利于精確評估飛行器氣動特性，這點對于風洞試驗數據的可靠性至關重要；
4、2.越大的風洞試驗模型，在風洞中的試驗條件越接近于真實飛行條件，更容易滿足流動相似性，能夠提供更準確的風洞試驗數據；
5、3.對于大展弦比彈翼，由于翼面很薄，為了試驗安全和數據有效性，越大的風洞試驗模型，其翼面厚度越大，更易于滿足強度要求。
6、在風洞試驗中，風洞試驗段橫截面通常為正方形，風洞試驗模型通過支撐裝置固定于風洞試驗段中。風洞試驗模型的支撐形式一般采用尾部支撐、腹部支撐和背部支撐。采用上述支撐方式時，風洞試驗模型一般與地面水平，為了保證模型區具有良好的流場品質，同時減小洞壁對風洞試驗模型氣動特性的干擾量，一般要求風洞試驗模型展長不大于風洞試驗段寬度的70%，即模型一側與洞壁距離需不小于試驗段寬度的15%。對于大展弦比風洞試驗模型，由于其展長較大，受風洞試驗段寬度或高度制約嚴重，使得大展弦比風洞試驗模型尺寸難以
7、當前亟需發展一種增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置。
技術實現思路
1、當前，亟需發展一種增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，用以克服現有技術的缺陷。
2、本專利技術的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置包括2個支撐葉片、變角塊、連接塊和迎角調節銷；
3、2個支撐葉片的頂點相交呈λ形；一個支撐葉片的地腳通過拉緊螺釘固定在風洞試驗段底部壁面上，且對稱面與風洞試驗段底部壁面的夾角為θ1，75°≤θ1≤85°；另一個支撐葉片的地腳通過拉緊螺釘固定于風洞試驗段側壁面上，且對稱面與風洞試驗段側壁面的夾角為θ2，75°≤θ2≤85°；
4、連接塊位于2個支撐葉片的頂點，用于連接支撐葉片和變角塊，連接塊與變角塊的配合面為弧面；變角塊與試驗模型連接，變角塊與試驗模型的配合面為平面；
5、連接塊上設置有3個連接面，兩側的連接面分別與2個支撐葉片固定，頂部的連接面與變角塊連接；變角塊上還設置有m個迎角調整銷孔，各迎角調整銷孔的中心線呈扇形分布，并相交于變角塊的迎角旋轉中心；連接塊上設置有與迎角調整銷孔匹配的n個定位銷孔，m＞n；連接塊與變角塊之間通過貫穿迎角調整銷孔和定位銷孔的迎角調整銷調整并固定試驗模型的迎角。
6、進一步地，所述的支撐葉片、變角塊和連接塊的材質均為高強度合金鋼。
7、進一步地，所述的支撐葉片的剖面為相對厚度為10%~12%的對稱翼型，支撐葉片在風洞壁面處為葉根，葉根弦長cr最長，支撐葉片靠近試驗模型處為葉梢，葉梢弦長ct最短，葉根弦長cr至葉梢弦長ct呈線性變化，根梢比1≤cr/ct≤2；支撐葉片的對稱面為等腰梯形，等腰梯形的底角為180°-δ，δ的范圍為90°~105°。
8、進一步地，所述的支撐葉片的地腳上設置有加強筋，每個支撐葉片上設置2片加強筋，以增加支撐葉片的剛度和強度，加強筋的厚度h≤0.5b，b為支撐葉片的最大厚度。
9、進一步地，所述的變角塊實現試驗模型的迎角調整范圍為-20°~20°。
10、進一步地，所述的迎角調節銷為直徑10mm的柱銷，迎角調節銷長度l的范圍為30mm~100mm。
11、本專利技術的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，通過連接塊和λ形支撐裝置固定大展弦比風洞試驗模型，能夠在現有的風洞中，增大大展弦比風洞試驗模型尺寸；通過變角塊上設置的迎角調整銷孔，實現大展弦比風洞試驗模型變迎角。本專利技術的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置提高了大展弦比風洞試驗的試驗數據準確性，具有工程實用價值。
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1.增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐裝置包括2個支撐葉片（2）、變角塊（3）、連接塊（9）和迎角調節銷；
2.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐葉片（2）、變角塊（3）和連接塊（9）的材質均為高強度合金鋼。
3.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐葉片（2）的剖面為相對厚度為10%~12%的對稱翼型，支撐葉片（2）在風洞壁面處為葉根，葉根弦長Cr最長，支撐葉片（2）靠近試驗模型（1）處為葉梢，葉梢弦長Ct最短，葉根弦長Cr至葉梢弦長Ct呈線性變化，根梢比1≤Cr/Ct≤2；支撐葉片（2）的對稱面為等腰梯形，等腰梯形的底角為180°-δ，δ的范圍為90°~105°。
4.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐葉片（2）的地腳上設置有加強筋（4），每個支撐葉片（2）上設置2片加強筋（4），以增加支撐葉片（2）的剛度和強度，加強筋（4）的厚度h≤
5.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的變角塊（3）實現試驗模型（1）的迎角調整范圍為-20°~20°。
6.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的迎角調節銷為直徑10mm的柱銷，迎角調節銷長度L的范圍為30mm~100mm。
...【技術特征摘要】
1.增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐裝置包括2個支撐葉片（2）、變角塊（3）、連接塊（9）和迎角調節銷；
2.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐葉片（2）、變角塊（3）和連接塊（9）的材質均為高強度合金鋼。
3.根據權利要求1所述的增大大展弦比彈翼跨聲速風洞試驗模型縮比的支撐裝置，其特征在于，所述的支撐葉片（2）的剖面為相對厚度為10%~12%的對稱翼型，支撐葉片（2）在風洞壁面處為葉根，葉根弦長cr最長，支撐葉片（2）靠近試驗模型（1）處為葉梢，葉梢弦長ct最短，葉根弦長cr至葉梢弦長ct呈線性變化，根梢比1≤cr/ct≤2；支撐葉片（2）的對稱面為等腰梯形，等腰...
【專利技術屬性】
技術研發人員：李為群，李永紅，朱耀武，楊曉娟，黃勇，郭洪濤，呂彬彬，
申請(專利權)人：中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，
類型：發明
國別省市：
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